RU38156U1 - EASY MULTI-PURPOSE HELICOPTER - Google Patents

Abstract

Легкий многоцелевой вертолет, содержащий фюзеляж с хвостовой балкой, шасси, силовую установку с трансмиссией, хвостовое оперение, несущий винт с аэродинамически профилированными лопастями, систему управления, отличающийся тем, что несущий винт выполнен соосным, а лопасть состоит из комлевого участка до (0,20÷0,25)R и двух аэродинамически профилированных участков - переходного от (0,2÷0,25)R до (0,6÷0,65)R и типового от (0,6÷0,65)R до R, причем аэродинамическая профилировка на переходном участке выполнена из набора различных профилей с переменной относительной толщиной и установленных с приблизительно равным интервалом, а на типовом участке аэродинамическая профилировка выполнена из однотипного аэродинамического профиля с постоянной относительной толщиной, при этом комлевой участок лопасти имеет угол крутки, приблизительно равный половине угла геометрической крутки аэродинамически профилированной части лопасти, но с обратным знаком, где R - радиус несущего винта.A light multi-purpose helicopter containing a fuselage with a tail boom, landing gear, a power plant with a transmission, a tail unit, a rotor with aerodynamically shaped blades, a control system, characterized in that the rotor is coaxial, and the blade consists of a butt section up to (0.20 ÷ 0.25) R and two aerodynamically profiled sections - transitional from (0.2 ÷ 0.25) R to (0.6 ÷ 0.65) R and typical from (0.6 ÷ 0.65) R to R moreover, the aerodynamic profiling at the transition section is made of a set of different profiles with a variable thickness and installed at approximately equal intervals, and on a typical section the aerodynamic profiling is made of the same aerodynamic profile with a constant relative thickness, while the butt portion of the blade has a twist angle approximately equal to half the angle of the geometric twist of the aerodynamically shaped part of the blade, but with the opposite sign, where R is the radius of the rotor.

Description

Полезная модель МКИВ64С 27/08Utility Model MKIV64S 27/08

Легкий многоцелевой вертолетLight multipurpose helicopter

Полезная модель относится к авиационной технике и может быть использована при создании новых конструкций вертолетов.The utility model relates to aircraft and can be used to create new designs of helicopters.

Известно большое разнообразие легких многоцелевых вертолетов различных констрз ктивных решений. В качестве прототипа предлагаемой полезной модели принято техническое решение легкого многоцелевого вертолета по свидетельству № 10680 U1 от 16.08.1999г. (бюл. № 8), МКИ В64С 27/06, в котором вертолет, содержап ;ий фюзеляж, силовую установку с трансмиссией, стабилизатор, выполнен по одновинтовой схеме несуш;его винта и наличием рулевого винта, а лопасть выполнена с аэродинамическим профилем, верхний и нижний контуры которого заданы табличным способом.A wide variety of light multi-purpose helicopters of various design solutions is known. As a prototype of the proposed utility model, a technical solution was adopted for a light multi-purpose helicopter according to certificate No. 10680 U1 of 08.16.1999. (Bulletin No. 8), MKI V64C 27/06, in which the helicopter contains the fuselage, the power plant with the transmission, the stabilizer, is made according to the single-rotor laying scheme, its rotor and tail rotor, and the blade is made with an aerodynamic profile, the upper and the lower contours of which are set in a tabular manner.

Выбор параметров несуш;его винта (Н.В.) и, в частности, компоновки его лопасти - суть многокритериальной задачи оптимизации, так как лопасть работает в широком диапазоне циклически меняюш;ихся скоростей обтекания и углов атаки ее профильных сечений. На режиме висения вертолета условия обтекания профилей лопасти характериззтотся относительно небольшими изменениями углов атаки и чисел Маха (М). И доминантой оптимизации является получение высокого качества Н.В. при минимизации его профильного сопротивления. На режиме горизонтального полета вертолетаThe choice of the parameters of the layers; its propeller (N.V.) and, in particular, the layout of its blade is the essence of the multicriteria optimization problem, since the blade operates in a wide range of cyclically varying ones; their flow velocities and the attack angles of its profile sections. In the helicopter hover mode, the conditions for flow around the blade profiles are characterized by relatively small changes in the angles of attack and Mach numbers (M). And the dominant feature of optimization is obtaining high quality N.V. while minimizing its profile resistance. In the horizontal flight mode of the helicopter

на профили отступающей лопасти, работающих на относительно повышенных углах атаки, накладывается дополнительный критерий, характеризующий запас по срыву потока с профиля, а на наступающей лопасти - требование достаточно высокого критического числа М профиля.on the profiles of the retreating blade working at relatively high angles of attack, an additional criterion is imposed, characterizing the margin for stalling the flow from the profile, and on the advancing blade - the requirement of a sufficiently high critical number M of the profile.

Таким образом, требования, диктуемые условиями работы профиля лопасти Н.В. достаточно противоречивы и меняются в зависимости от радиуса Н.В., на котором этот профиль расположен. Для легких вертолетов фактор многокритериальной оптимизации проявляется наиболее остро, т.к. возрастает противоречивость большинства вышеуказанных критериев. При этом дополнительно для легких вертолетов кроме обеспечения необходимой устойчивости движения лопасти при работе несущего винта накладываются условия получения при этом низкого уровня шарнирных моментов и соответственно нагрузок в системе управления вертолетом. Последнее оговорено в Авиационных Правилах, часть 27, изд. МАК, 2000, § 27.672 (в) (стр.31) и является обязательным при сертификации легкого вертолета.Thus, the requirements dictated by the working conditions of the profile of the blade N.V. quite contradictory and vary depending on the radius of N.V. on which this profile is located. For light helicopters, the factor of multicriteria optimization is most acute, since the inconsistency of most of the above criteria increases. Moreover, in addition to light helicopters, in addition to ensuring the necessary stability of the blade motion during operation of the rotor, the conditions are imposed for obtaining at the same time a low level of hinge moments and, accordingly, loads in the helicopter control system. The latter is specified in the Aviation Rules, part 27, ed. MAK, 2000, § 27.672 (c) (p. 31) and is mandatory for certification of a light helicopter.

Поэтому изложенная в прототипе компоновка лопасти из однотипного аэродинамического профиля, как показывает практика, затрудняет оптимизацию параметров несущего винта по его аэродинамической эффективности и упруго-массовым характеристикам. А в совокупности с одновинтовой схемой несущего винта и наличием рулевого винта ограничивают летно-технические характеристики легкого вертолета вTherefore, the prototype layout of the blade of the same aerodynamic profile, as practice shows, makes it difficult to optimize the parameters of the rotor according to its aerodynamic efficiency and elastic-mass characteristics. And in conjunction with a single-rotor rotor circuit and the presence of a tail rotor, the flight performance of a light helicopter in

ограниченное рельефом местности пространство с неспокойной воздушной средой.limited terrain space with a hectic air environment.

Технической задачей заявленной полезной модели является повышение летно-технических характеристик легкого многоцелевого вертолета, улучшения его управляемости.The technical task of the claimed utility model is to increase the flight performance of a light multi-purpose helicopter, improve its handling.

Решение этой задачи обеспечивается тем, что несуш;ий винт легкого многоцелевого вертолета выполнен соосным, а лопасть состоит из комлевого участка до (0,2-0,25)R и двух аэродинамически профилированных участков переходного от (0,2-0,25)R до (0,6-0,65)R и типового от (0,6-0,65)R до R, причем аэродинамическая профилировка на переходном участке выполнена из набора различных профилей с переменной относительной толщиной и установленных с приблизительно равным интервалом, а на типовом участке аэродинамическая профилировка выполнена из однотипного аэродинамического профиля с постоянной относительной толщиной, при этом комлевой участок лопасти имеет угол крутки приблизительно равный половине угла геометрической крутки аэродинамически профилированной части лопасти, но с обратным знаком, где R - радиус несущего винта.The solution to this problem is provided by the fact that the main rotor of the light multi-purpose helicopter is made coaxial, and the blade consists of a butt section up to (0.2-0.25) R and two aerodynamically shaped sections of the transition from (0.2-0.25) R to (0.6-0.65) R and typical from (0.6-0.65) R to R, moreover, the aerodynamic profiling in the transition section is made of a set of different profiles with a variable relative thickness and set at approximately equal intervals, and on a typical site aerodynamic profiling is made of the same aerodynamic whom a profile with a relative thickness constant, the inboard portion of the blade has an angle of twist equal to about half the angle of twist geometric aerodynamically profiled part of the blade, but with the opposite sign, where R - the radius of the rotor.

Техническое решение заявляемой полезной модели поясняется чертежами, где: на фиг.1 - показан общий вид легкого многоцелевого вертолета с сооснымThe technical solution of the claimed utility model is illustrated by drawings, where: in Fig.1 - shows a General view of a light multi-purpose helicopter with coaxial

несущим винтом; на фиг.2 - аэродинамическая и геометрическая компоновка лопасти несущего винта.rotor; figure 2 - aerodynamic and geometric layout of the rotor blades.

Легкий многоцелевой вертолет содержит фюзеляж 1 с хвостовой балкой 2, шасси 3, силовую установку с трансмиссией 4, хвостовое оперение 5, соосный несущий винт 6 с аэродинамически профилированными лопастями 7, систему управления 8. Соосный несущий винт 6 содержит нижний несущий винт 9 и соответственно противоположного вращения верхний несущий винт 10. Каждый несущий винт выполнен с упругим креплением лопастей 7 к соответствующей втулке 11. Мощность от силовой установки через трансмиссию 12 подается на валы верхнего и нижнего несущих винтов. Через систему управления 8 из кабины экипажа 13 осуществляется управление несущими винтами 9 и 10 и посредством них вертолета в целом.A light multi-purpose helicopter contains a fuselage 1 with a tail boom 2, a landing gear 3, a power unit with a transmission 4, a tail unit 5, a coaxial rotor 6 with aerodynamically shaped blades 7, a control system 8. The coaxial rotor 6 contains a lower rotor 9 and, accordingly, the opposite rotation of the upper rotor 10. Each rotor is made with elastic fastening of the blades 7 to the corresponding sleeve 11. Power from the power plant through the transmission 12 is supplied to the shafts of the upper and lower rotors. Through the control system 8 from the cockpit 13 is controlled by the rotors 9 and 10 and through them the helicopter as a whole.

Лопасть 7 выполнена из полимерных композиционных материалов, а ее аэродинамическая компоновка образована из нескольких (Ni) специально подобранных различных аэродинамических профилей. Лопасть 7 состоит из трех участков, а именно:The blade 7 is made of polymer composite materials, and its aerodynamic layout is formed of several (Ni) specially selected various aerodynamic profiles. The blade 7 consists of three sections, namely:

-комлевого участка 14 до относительного радиуса (0.2 -е- 0.25)R и содержащего узлы крепления 15 лопасти к втулке 11;-the root portion 14 to a relative radius (0.2-0.25) R and containing the attachment points 15 of the blade to the sleeve 11;

-двух аэродинамически профилированных з астков - переходного 16 и типового 17.-Two aerodynamically profiled curtains - transitional 16 and type 17.

Переходный участок 16 лопасти с относительного радиуса (0.2 -ь 0.25)R до (0.6 -:- 0.65)R образован набором из нескольких (Ni) аэродинамическихThe transition section 16 of the blade from a relative radius of (0.2-0.25) R to (0.6 -: - 0.65) R is formed by a set of several (Ni) aerodynamic

профилей с переменной относительной толщиной, установленных с приблизительно равным интервалом.profiles with variable relative thickness, set at approximately equal intervals.

Типовой участок 17 лопасти с относительного радиуса (0.6 ч- 0.65)R до конца лопасти образован из однотипного аэродинамического профиля с постоянной относительной толщиной и соответствует граничному профилю 18 переходного участка 16 прилегающего к типовому участку 17. Хвостовая секция типового з астка 17 с относительного радиуса 0,8R снабжена триммерной пластиной 19.A typical section 17 of the blade with a relative radius of (0.6 h-0.65) R to the end of the blade is formed of the same aerodynamic profile with a constant relative thickness and corresponds to the boundary profile 18 of the transition section 16 adjacent to the typical section 17. The tail section of the typical section 17 with a relative radius 0 The 8R is equipped with a trim plate 19.

Геометрическая крутка (фл) аэродинамически профилированных частей 16, 17 лопасти имеет линейный закон изменения углов установки хорд профилей относительно продольной оси 20 лопасти. Комлевая часть 14 лопасти на участке от сечения по узлам крепления 15 до хорды профиля 21 соответствующей началу переходного участка 16 - имеет угол крутки (фк) приблизительно равный половине угла (фд) - геометрической крутки аэродинамически профилированных частей лопасти 16 и 17, но с обратным знаком.The geometric twist (fl) of the aerodynamically shaped parts 16, 17 of the blade has a linear law of change in the angles of installation of the chord profiles relative to the longitudinal axis 20 of the blade. The butt part 14 of the blade in the section from the section along the attachment points 15 to the chord of the profile 21 corresponding to the beginning of the transition section 16 has a twist angle (fc) approximately equal to half the angle (fd) of the geometric twist of the aerodynamically shaped parts of the blade 16 and 17, but with the opposite sign .

На переходном 16 и типовом 17 участках лопасти взаимное расположение профилей сечений лопасти, их центров масс, положения аэродинамических фокусов относительно продольной оси 20 вращения лопасти выбираются в соответствии с требованиями обеспечения аэроупругой устойчивости движения лопастей в полете вертолета.At the transitional 16 and typical 17 sections of the blade, the relative positions of the profiles of the sections of the blade, their centers of mass, the positions of the aerodynamic foci relative to the longitudinal axis of rotation of the blade 20 are selected in accordance with the requirements for ensuring aeroelastic stability of the movement of the blades in helicopter flight.

На переходном участке 16 или как минимум на его большей протяженности подбор аэродинамических профилей ведется с возможно более задним положением максимума относительной толщины профиля (например в диапазоне 0,30В...0,50В от его передней кромки, где В - хорда лопасти), что позволяет, с одной стороны обеспечить необходимые лопасти упруго-массовые характеристики, например, как крутильная жесткость, за счет увеличения лонжерона по хорде, и сохранение заданной геометрической крутки лопасти при воздействии на нее инерционных и аэродинамических нагрузок, а с другой применять профиля с относительной толщиной не более 16% и этим получить более низкий уровень лобового сопротивления лопасти. Применение на переходном участке 16 лопасти профилей с относительно более задним положением максимальной толщины положительно сказывается и на снижение шарнирного момента лопасти за счет более переднего положения аэродинамического фокуса и положительной величины коэффициента момента при нулевой подъемной силе у таких профилей, что эффективно воздействует на величину косинусной составляющей первой гармоники переменной части шарнирного момента, которая как известно (см. стр. 57 А.С. Браверман А.П. Вайнтруб, «Динамика вертолета. Предельные режимы полета, Москва, М.1988) является доминирующей компонентой.At the transition section 16, or at least at its greatest extent, the selection of aerodynamic profiles is carried out with the rear position of the maximum relative thickness of the profile as possible (for example, in the range of 0.30V ... 0.50V from its leading edge, where B is the chord of the blade), which allows, on the one hand, to provide the necessary blades with elastic-mass characteristics, such as torsional stiffness, by increasing the spar along the chord, and maintaining a given geometric twist of the blade when exposed to inertial and aerodynamic forces load, and on the other hand apply a profile with a relative thickness of not more than 16% and thereby obtain a lower level of drag of the blade. The use of profiles with relatively more rearward position of maximum thickness on the transition section 16 of the blade also positively affects the reduction in the hinge moment of the blade due to the more forward position of the aerodynamic focus and the positive value of the moment coefficient at zero lifting force for such profiles, which effectively affects the value of the cosine component of the first harmonics of the variable part of the articulated moment, which is known (see p. 57 A.S. Braverman A.P. Weintrub, “Dynamics of a helicopter. Ultimate ie modes of flight, Moscow, M.1988) is the dominant component.

Сохранение и выравнивание по скорости полета уровня шарнирных моментов осуществляется соответствующей регулировкой триммернойSaving and leveling of the level of articulated moments by flight speed is carried out by appropriate trim adjustment

Геометрическая крутка лопасти по предлагаемому техническому решению за счет отличия по знаку градиента геометрической крутки комлевого участка 14 от геометрической крутки переходного 16 и типового 17 участков позволяет снизить отрицательное действие аэродинамических сил на комлевом 14 участке лопасти, т.е. уменьшить его лобовое сопротивление и величину направленной вниз аэродинамической силы, характерной, как правило, на режимах висения вертолета.The geometric twist of the blade according to the proposed technical solution due to the difference in sign of the gradient of the geometric twist of the butt section 14 from the geometric twist of the transition 16 and the typical 17 sections allows you to reduce the negative effect of aerodynamic forces on the butt section 14 of the blade, i.e. reduce its drag and the magnitude of the downward aerodynamic force, typical, as a rule, in the modes of helicopter hovering.

Необходимый запас аэродинамической устойчивости лопастей несуп1;его винта по предлагаемому техническому решению достигается тем, что с относительно радиуса места стыка участков 16 и 17 имеется протяженный вдоль размаха лопасти к свободному ее концу участок, на котором за счет подбора соответствуюш;их профилей участка 17, положения аэродинамических фокусов сконцентрированы в зоне близкой к продольной оси 20 изменения углов установки лопасти, а диапазон этой зоны лежит в пределах 3 % ... 5 % хорды лопасти.The required margin of aerodynamic stability of the blades is unsupported1; according to the proposed technical solution, its propeller is achieved by the fact that, with respect to the radius of the junction of sections 16 and 17, there is a section stretched along the blade span to its free end, in which, by selection, it is appropriate; aerodynamic tricks are concentrated in a zone close to the longitudinal axis 20 of the change in the angles of installation of the blade, and the range of this zone lies within 3% ... 5% of the chord of the blade.

Лопасть по предлагаемому техническому решению реализуема с использованием апробированных промышленно-технологических способов, что подтверждено созданием на ОАО«Камов близкой по техническому решению лопасти несуш;его винта диаметром 13 м. При создании лопасти получены технологическая устойчивость линейчатой непрерывности разнопрофильной и геометрически крученой поверхностиAccording to the proposed technical solution, the blade is realizable using proven industrial and technological methods, which is confirmed by the creation of a heel blade close to the technical solution at Kamov OJSC; its propeller with a diameter of 13 m. When creating the blade, technological stability of the linear continuity of a diverse and geometrically twisted surface is obtained

лопасти с необходимой точностью контуров сечений и заданными упругомассовыми характеристиками.blades with the necessary accuracy of the contours of the sections and the specified elastic-mass characteristics.

В летных испытаниях подтвержден достаточный запас до границ аэроупругой устойчивости несущего винта, отмечен низкий уровень вибраций и приемлемые нагрузки в проводке управления, позволяющие обеспечить непосредственное (ручное) управление вертолетом при отказе бустерной системы управления несущим винтом.In flight tests, a sufficient margin to the rotor aeroelastic stability boundaries was confirmed, a low level of vibrations and acceptable loads in the control wiring were noted, which made it possible to provide direct (manual) control of the helicopter in case of a failure of the rotor booster control system.

В отличие от прототипа в предлагаемом техническом решении легкого многоцелевого вертолета несущий винт выполнен соосным, что в дополнение к выще указанным отличительным признакам лопасти 7, направленных на улучшение ее аэродинамических и аэромеханических параметров, вносит отличия в несущей способности вертолета в целом, его характеристик управляемости. Последнее крайне важно для легкого вертолета ввиду его массовости и специфики применения. На соосном несущем винте 6 за счет конструктивного решения системы управления обеспечивается автоматическое без вмешательства пилота сбалансированность крутящих моментов на нижнем 9 и верхнем 10 несущих винтах на протяжении любых режимов полета вертолета и, как следствие, отсутствие на фюзеляже реактивного момента, а относительная близость верхнего и нижнего несущих винтов в пределах (0,09...0,1) D (где D диаметр несущих винтов) обеспечивает практическое равенство тяг каждого винта в поступательном полете, и направленные в противоположныеUnlike the prototype, in the proposed technical solution of a light multi-purpose helicopter, the rotor is made coaxial, which, in addition to the above mentioned distinguishing features of the blade 7, aimed at improving its aerodynamic and aeromechanical parameters, introduces differences in the carrying capacity of the helicopter as a whole, its handling characteristics. The latter is extremely important for a light helicopter due to its mass character and specific application. On the coaxial rotor 6, due to the constructive solution of the control system, a balance of torques on the lower 9 and upper 10 rotors is automatic without pilot intervention during any flight regime of the helicopter and, as a result, there is no reactive moment on the fuselage, and the relative proximity of the upper and lower rotors in the range of (0.09 ... 0.1) D (where D is the diameter of the rotors) ensures the practical equality of the thrusts of each rotor in translational flight, and directed opposite

Совокупность этих факторов придают вертолету с соосным несущим винтом, в отличие от вертолета с одиночным несущим винтом и рулевым винтом, аэродинамическую симметрию, практически исключающую связь между продольным и боковым движением вертолета, обеспечивают независимость в путевом и поперечном каналах управления даже при изменении подаваемой на соосный несущий винт мощности.The combination of these factors gives the helicopter with a coaxial rotor, unlike a helicopter with a single rotor and tail rotor, aerodynamic symmetry that virtually eliminates the relationship between the longitudinal and lateral movement of the helicopter, provides independence in the track and transverse control channels even when changing the feed to the coaxial rotor power screw.

Другой положительный результат по предлагаемому техническому рещению заключается в том, что вертикальный разнос расположенных соосно несущих винтов создает дополнительный подсос воздуха на нижнем несущем винте, что по данным аэродинамических испытаний в ЦАГИ на 610% повыщает качество соосного несущего винта по сравнению с одиночным, а несущую способность вертолета с соосным несущим винтов на 15...20% по сравнению с вертолетом с рулевым винтом. Кроме того, в поступательном полете, вертикальный разнос расположенных соосно несущих винтов 9 и 10 придает вертолету эффект известный как «биплановый, что приводит к уменьщению индуктивных потерь мощности на соосном несущем винте, а соответственно экономии той части мощности, которая идет на создание подъемной силы. Практический результат от «бипланового эффекта - более низкие скорости снижения соосного вертолета на режиме авторотации чем одновинтового с рулевым винтом.Another positive result of the proposed technical solution is that the vertical spacing of the aligned coaxial rotors creates an additional air intake on the lower rotor, which, according to aerodynamic tests at TsAGI, increases the quality of the coaxial rotor by 610% compared to a single rotor, and the bearing capacity a helicopter with a coaxial rotor carrier by 15 ... 20% compared to a helicopter with a tail rotor. In addition, in the translational flight, the vertical spacing of the coaxial rotors 9 and 10 gives the helicopter an effect known as “biplane,” which reduces inductive power losses on the coaxial rotor, and accordingly saves that part of the power that is used to generate lift. The practical result of the “biplane effect” is lower coaxial helicopter lowering speeds in autorotation mode than single rotor with tail rotor.

Результаты проектно-конструкторских и производственнотехнологических работ, экспериментальных исследований и летныхThe results of design and production and technological work, experimental research and flight

по предлагаемому техническому решению позволит улучшить его летнотехнические характеристики, а систему управления доступной для ручного управления пилотами средней квалификации. Заместитель Главного конструктора-- ft - N-- JQJOmW Касьяников В.А.according to the proposed technical solution, it will improve its flight performance, and the control system is available for manual pilot control of secondary qualifications. Deputy Chief Designer-- ft - N-- JQJOmW V. Kasyanikov

Claims (1)

Легкий многоцелевой вертолет, содержащий фюзеляж с хвостовой балкой, шасси, силовую установку с трансмиссией, хвостовое оперение, несущий винт с аэродинамически профилированными лопастями, систему управления, отличающийся тем, что несущий винт выполнен соосным, а лопасть состоит из комлевого участка до (0,20÷0,25)R и двух аэродинамически профилированных участков - переходного от (0,2÷0,25)R до (0,6÷0,65)R и типового от (0,6÷0,65)R до R, причем аэродинамическая профилировка на переходном участке выполнена из набора различных профилей с переменной относительной толщиной и установленных с приблизительно равным интервалом, а на типовом участке аэродинамическая профилировка выполнена из однотипного аэродинамического профиля с постоянной относительной толщиной, при этом комлевой участок лопасти имеет угол крутки, приблизительно равный половине угла геометрической крутки аэродинамически профилированной части лопасти, но с обратным знаком, где R - радиус несущего винта.A light multi-purpose helicopter containing a fuselage with a tail boom, landing gear, a power plant with a transmission, a tail unit, a rotor with aerodynamically shaped blades, a control system, characterized in that the rotor is coaxial, and the blade consists of a butt section up to (0.20 ÷ 0.25) R and two aerodynamically profiled sections - transitional from (0.2 ÷ 0.25) R to (0.6 ÷ 0.65) R and typical from (0.6 ÷ 0.65) R to R moreover, the aerodynamic profiling at the transition section is made of a set of different profiles with a variable thickness and installed at approximately equal intervals, and on a typical section the aerodynamic profiling is made of the same aerodynamic profile with a constant relative thickness, while the butt portion of the blade has a twist angle approximately equal to half the angle of the geometric twist of the aerodynamically shaped part of the blade, but with the opposite sign, where R is the radius of the rotor.